Predicting Hybrid Propellant Regression Rate Using Response Surfaces

Experimental Study of Fuel Regression Rate in a HTPB/N2O Hybrid Rocket Motor

“…Many theoretical and experimental studies have shown that the fuel regression rate in a hybrid motor is highly dependent on the mass ux passing through the fuel port [21][22][23]. Thus, in most studies, the regression rate only correlates with a parameter given by: _ r = a G n o : (9) For a xed amount of fuel and oxidizer, it has been reported that the fuel regression weakly depends on the pressure of the combustion chamber, longitudinal distance from the edge of the fuel, and port diameter of the fuel [24][25].…”

Hybrid Rocket Technology

“…A space-time averaged regression rate expressions has been developed for hybrid rockets 40 . Applied mixture theory is being used for estimation of hybrid propellant characteristics such as regression rate and specific impulse 41 . An enthalpy-balance model, in which fuel-grain ablation heat is balanced by convective heat transfer from the combustion flame, compares well with the experimental data 42 .…”

Preparação e caracterização de compósitos à base de polietileno, parafina e nitrato de amônio para aplicação em propulsão hibrida

“…Por outro lado, a utilização de ferramentas no campo do Planejamento de Experimentos, especificamente a modelagem de misturas (CORNELL, 1990;NETO;SCARMINIO;BRUNS, 2010), nos estudos acerca dos híbridos mistos, além de agregar uma desejável sistematização experimental, pode tornar a interpretação dos seus resultados muito mais confiável em relação a outros trabalhos (FREDERICK, JR. et al, 2007;WHITEHEAD, 2009). Em síntese, a composição ternária PEBD-parafina macrocristalina-nitrato de amônio parece ter potencial para prover, simultaneamente, incremento na taxa de regressão do PEBD puro, suporte estrutural adequado à parafina e densidade energética, qualidades necessárias a um combustível que possa ter sua aplicação cogitada em motores híbridos para aplicações militares.…”

“…A faixa das pressões foi de aproximadamente 1,72 a 3,45 MPa, também correspondente ao limite inferior dos valores encontrados em veículos lançadores e mísseis táticos, mas suficiente para estimar a sensibilidade dos parâmetros balísticos à pressão de câmara (FREDERICK, JR. et al, 2005WHITEHEAD, 2009;KNOX;MOSER;FREDERICK, 2003). É importante esclarecer que a pressão e o fluxo de oxidante são variáveis de processo (ou operacionais), distintas, portanto, das variáveis de mistura que formam o diagrama ternário.…”

“…A pressão de câmara, denotada por p1, foi arbitrada segundo as recomendações de Sutton em 6,89 MPa ou 1000 psi (SUTTON; BIBLARZ, 2017), valor costumeiramente utilizado pela literatura para comparações não só entre diversos propelentes, mas também entre categorias distintas da propulsão a foguetes (ALTMAN; HOLZMAN, 2007). Também é preciso considerar que, no caso de híbridos mistos, a pressão de câmara aumenta, a princípio, a taxa de regressão (FREDERICK, JR. et al, 2007;WHITEHEAD, 2009), de sorte que o valor arbitrado representa um compromisso entre desempenho e segurança. A Tabela 25 apresenta os combustíveis e oxidantes selecionados.…”